航天器飞行原理.ppt

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1、2.5 航天器飞行基本原理,2.5 航天器飞行基本原理,2.5.1 开普勒三大定律第一定律：所有行星绕太阳的运动轨道都是椭圆，而太阳位于椭圆的一个焦点上。,太阳,行星轨道,2.5 航天器飞行基本原理,2.5.1 开普勒三大定律第一定律：所有行星绕太阳的运动轨道都是椭圆，而太阳位于椭圆的一个焦点上。第二定律：在相等的时间内，行星与太阳的连线所扫过的面积相等。,太阳,行星轨道,2.5 航天器飞行基本原理,2.5.1 开普勒三大定律第一定律：所有行星绕太阳的运动轨道都是椭圆，而太阳位于椭圆的一个焦点上。第二定律：在相等的时间内，行星与太阳的连线所扫过的面积相等。第三定律：行星运动周期的平方与行星至太

2、阳的平均距离的立方成正比，即行星公转的周期只和半长轴有关。,太阳,行星轨道,约翰尼斯开普勒(Johanns Ke-pler,1571-1630),杰出的德国天文学家。,2.5 航天器飞行基本原理,2.5.2 空间飞行器的轨道两体问题：天体力学中的一个最基本的近似模型。研究两个可以视为质点的天体在其相互之间的万有引力作用下的动力学问题。在该问题研究过程中是将惯性空间某两星体孤立地进行研究，如地球和月球、太阳和某颗行星或某些双星那样的问题。,2.5 航天器飞行基本原理,2.5.2 空间飞行器的轨道两体系统：设OXYZ是惯性参考坐标系，把其中的两个物体视为质点，质量分别为m1和m2，构成两体系统。,

3、2.5 航天器飞行基本原理,2.5.2 空间飞行器的轨道两体问题：系统的质心为C，它位于质点m1相对于m2的距离矢量r上的某点。若坐标系原点到m2,m1和质心C的失径分别为r2,r1和rc，根据系统质心特性有：,2.5 航天器飞行基本原理,2.5.2 空间飞行器的轨道两体问题：,上式可推出：即：,万有引力定律是艾萨克牛顿在1687年于自然哲学的数学原理上发表的。,2.5 航天器飞行基本原理,2.5.2 空间飞行器的轨道两体问题：结论：两体运动中，系统质心不做加速运动，或者说，惯性空间两体相互作用的结果，其系统质心速度保持不变，要么等速直线运动，要么静止不动。,2.5 航天器飞行基本原理,2.5

4、.2 空间飞行器的轨道两体问题：,两体问题,加速度？,动量矩？,两体问题,结论2：m1相对m2的动量矩是守恒的，包括它的方向和大小都是守恒的。由h的定义可知，h垂直于r和v，而r和v构成m1和m2相对运动轨道的空间平面，h守恒，表明这个平面惯性空间是保持方向不变的，说明m1和m2的相对运动是不变平面的运动。,两体问题,动能？,结论：两体系统动能等于质心平动动能+绕质心转动动能。,两体问题,两星体相对运动轨迹？,e是积分常矢又称偏心矢量,结论3：偏心矢量e和h是垂直的，换言之e位于m1和m2两者的运动平面之中，起方向和大小保持不变，为无因次量。,两体问题,两体问题,两体问题,右图分别表示e=0.

5、707和e=0，质心C静止不动的两体系统在惯性空间的运动情况。,中心引力场中的运动,一般理论：,假如在两体运动的系统中，m2m1，可以认为中心C与m2重合，m1对于m2的相对运动，便成为绕中心引力体的运动，这正是人造空间飞行器通常所遇到的情况。,中心引力场中的运动,在中心引力场运动中，轨道的形状仍由式：描述。在此设 可得：,中心引力场中的运动,当e取不同数值时，轨道形状如图：,中心引力场中的运动,开普勒第一定律：物体在中心引力场中的运动轨迹是圆、椭圆、抛物线或双曲线等圆锥曲线。开普勒第二定律：空间飞行器在单位时间内扫过的扇形面积为常值。,圆轨道,当e=0时，轨道为圆形，此时：以地球参数代入可得

6、第一宇宙速度。,椭圆轨道,开普勒第三定律：绕同一中心天体的所有行星的轨道的半长轴的三次方跟它的公转周期的二次方的比值都相等。,抛物线轨道,当e=1时：,双曲线轨道,当e1时，轨道为双曲线，图给出一条双曲线轨道：,空间飞行器姿态动力学,常用的坐标系动能角动量欧拉方程式,空间飞行器姿态动力学,常用坐标系,惯性坐标系地心坐标系轨道坐标系空间飞行器坐标系空间飞行器体固联系,动能,空间飞行器姿态动力学是研究姿态运动和空间飞行器上作用力矩之间的关系。,航天器控制,航天器控制通常指对航天器运动的控制。航天器的运动包括轨道运动和姿态运动。因此航天器运动控制包括轨道控制和姿态控制。,轨道运动指航天器质心的运动，

7、也就是航天器作为一个质点在空间的运动；姿态运动则指航天器本体作为刚体相对于自身质心的运动和航天器作为复杂多体系统时其各部分的相对运动。,航天器轨道,航天器轨道控制是按照任务的需要对航天器施加外力，改变其运动轨迹的过程。,航天器轨道,航天器的运动轨迹通常由若干主动飞行段和自由飞行段相连接而成。主动飞行段是变轨发动机的点火段，除此之外，航天器处于自由飞行段。,为了能够按照飞行任务的要求改变航天器的轨道，即使之由某一初始轨道到达预定的目的轨道，需要进行变轨控制和轨道机动。根据对目标轨道的要求，轨道机动可分为轨道拦截、轨道转移和轨道交会。,航天器姿态,航天器姿态控制是通过对航天器施加外力矩和内力矩，使

8、航天器获得或保持任务所要求的姿态的过程。,航天器姿态,姿态机动一般指初始姿态和目标姿态相差较大的控制。姿态捕获是在初始姿态未知的情况下，通过一定的姿态控制程序，最终捕获目标，达到预定姿态的控制过程。姿态保持指克服各种干扰力矩，以要求的精度维持姿态在标称值附近。,航天器控制方式分类,航天器控制方式按照地面测控系统参与程度，可分为地面控制和自主控制；按照是否对航天器运动控制效果进行实时测定，并作为反馈去影响控制信号的确定，可分为闭路控制和开路控制；按是否消耗航天器上的能源可分为主动控制和被动控制；按姿态运动状态分为自旋稳定航天器控制和三轴稳定航天器控制。,航天器姿态控制,航天器上的姿态控制系统是指

9、航天器上实现姿态控制的硬件和软件系统。,航天器姿态控制,姿态控制系统通常由敏感器、控制电路及计算机、执行机构三部分组成。他们同被控制对象航天器一起组成闭环反馈控制系统。敏感器获取有关姿态运动信息。控制器对敏感器测量信号进行处理，得到当前运动相对于目标值的误差，根据预先确定的控制规律产生控制信号。控制信号经过放大，驱动执行机构，产生姿态控制力矩，作用于航天器，修正姿态误差，使航天器姿态运动趋向于目标值。,典型的航天器姿态控制系统,偏置动量三轴稳定航天器控制系统,偏置动量三轴稳定航天器控制系统,东方红3号卫星采用全轨道三轴稳定，其姿态轨道控制系统组成如上图。该卫星在转移轨道期间用太阳敏感器、地球敏

10、感器、陀螺仪测量姿态。在地面系统的操作下，用卫星上的双组元推力器作为执行机构，以星上计算机和中心控制线路为核心实现自主闭环姿态控制，完成太阳捕获、地球捕获、建立点火姿态、变轨发动机点火等动作。用双组元变轨发动机完成轨道控制。,典型的航天器姿态控制系统,双自旋稳定航天器控制系统,双自旋稳定航天器控制系统,卫星在转移轨道上建立好远地点点火姿态后，由地面遥控远地点固体发动机点火，使卫星进入准同步轨道。此时固体发动机壳体分离，卫星成为短粗体自旋卫星，章动控制停止工作。在准同步轨道上，地面测轨定轨并在适当的位置上发出同步脉冲指令，使星上径向推力器或切向推力器脉冲式点火，实现东西方向的轨道控制；在适当位置发出指令，使星上轴向推力器连续点火，实现南北方向的轨道控制。卫星定点后，用同样的方法进行姿态修正和轨道位置保持控制。,